冲压发动机模型燃烧室低压燃烧性能试验

低压不利于燃烧,从化学动力学角度分析,压力降低导致空气密度降低,化学反应速率降低。用冲压发动机模型燃烧室进行了低压燃烧试验,结果显示：进口压力pin从0.094 MPa变至0.065 MPa,燃烧效率由大变小;压力降低到0.065 MPa时,燃烧室燃烧性能急剧恶化,燃烧极不稳定,随时可能因压力波动或油气参数变化而熄火。无传焰槽时燃烧效率随压力的变化规律与有传焰槽的一致,但燃烧效率相对低一些。     

支持设计决策的材料信息模型

材料信息是支持并行设计决策信息的重要组成部分.本文在深入分析了产品与工艺设计决策需求的材料信息基础上,建立设计决策支持的材料信息需求框架;并在此基础上,提出基于XML的材料信息三层表示模型,即基础层、逻辑层和应用层;最后,从应用层上,建立基于IDEF0的设计决策支持的制造质量信息功能模型.     

基于共模型技术的大展弦比飞机气动/结构耦合性设计

在考虑弹性变形情况下,以大展弦比飞翼飞机为例,对气动/结构耦合设计方法进行研究提出了几何/结构/气动的共模型技术.首先是基于共模型技术生成表面气动网格和空间气动网格以及结构有限元网格,并实现气动载荷在结构模型和气动模型间的数据传递,最后进行气动/结构耦合计算分析,在进行气动/结构耦合计算分析时要进行多次迭代,直到结构变...     

A methodology to support strategic decisions in future human space exploration: From scenario definition to building blocks assessment

The human exploration of multiple deep space destinations (e.g. Cis-Lunar, NEAs), in view of the final challenge of sending astronauts to Mars, represents a current and consistent study domain especially in terms of its possible scenarios and mission architectures assessments, as proved by the numerous on-going activities about this topic and moreover by the global exploration roadmap. After exploring and analysing different possible solutions to identify the most flexible path, a detailed characterisation of several Design Reference Missions (DRMs) represents a necessity in order to evaluate the feasibility and affordability of deep space exploration missions, specifically in terms of enabling technological capabilities.The study presented in this paper was aimed at defining an evolutionary scenario for deep space exploration in the next 30 years with the final goal of sending astronauts on the surface of Mars by the end of 2030 decade. Different destinations were considered as targets to build the human exploration scenario, with particular attention to Earth–Moon Lagrangian points, NEA and Moon. For all the destinations selected as part of the exploration scenario, the assessment and characterisation of the relative Design Reference Missions were performed. Specifically they were defined in terms of strategies, architectures and mission elements. All the analyses were based on a pure technical approach with the objective of evaluating the feasibility of a long term strategy for capabilities achievement and technological development to enable future space exploration.This paper describes the process that was followed within the study, focusing on the adopted methodology, and reports the major obtained results, in terms of scenario and mission analysis.     

气象卫星地面测试成像终端软件设计与实现

根据气象卫星地面测试对成像终端软件的要求，对成像终端软件的设计与工程实现进行了研究。给出了成像终端软件的接口要求、设计思想、实现方法和可靠性设计等。整星测试结果表明，成像终端软件的设计原理和实现方法合理可行。     

电源噪声与微波振荡器输出杂波的关系研究

在卫星射频系统中，微波振荡器用于产生本地的振荡信号，它需要稳定的直流电源来供电。而在卫星系统中的直流电源往往携带有低频噪声，这些低频噪声通过振荡器的非线性效应被调制到本振频率附近，形成输出杂波。为了研究这些低频噪声对振荡器的影响程度，文章通过实验得到多组电源传导噪声与微波振荡器输出杂波的数据，对所测得的数据进行了分析，寻找到电源端口传导噪声与振荡器输出杂波的对应关系，并通过实验进行验证，得到了符合实验结果的关系式。     

辐射式金属空楔结构PMD元件的设计基础

在长寿命卫星表面张力贮箱技术的发展中，孔板式推进剂管理装置（ＰＭＤ）正在逐渐取代传统的筛网式ＰＭＤ，而辐射式金属空楔结构是孔板式ＰＭＤ中的最重要元件之一。主经介绍了讨论了辐射式金属空楔结构ＰＭＤ元件设计中的基本问题，包括蓄留体积设计、蓄留能力设计和空楔结构性能分析等方面的主要内容，并给出了详细分析金属楔结构元件性能的一个具体设计实例。     

基于建构主义学习理论的CAI系统设计原则

本文论述了以建构主义学习理论为理论基础的CAI系统设计开发的一般性原则。     

赋形的哥利高里馈源

本文描述的赋形馈源,由喇叭、椭球副反射器及将它们连接起来的介质体构成。通过赋形,该馈源可使反射面天线的主反射面口面得到预定的振幅和相位分布。文中叙述了赋形馈源的物理原理,推导了赋形方程,从而得到了赋形馈源的工程设计方法。应用该赋形馈源,可以免去一般反射面天线的馈源支撑,并保持抛物面主反射器的形状不变。     

64点导电环塑料组环座注射模的加工技术

介绍了６４点导电环塑料组环座方案的选择、注射模的设计要素及模具型芯中６４条环形槽的加工方案。使用表明，该导电环塑料组环的各项指标均符合产品使用要求。